高周疲劳失效分析

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1、发动机叶片高周疲劳失效分析090605鲍海滨摘要：为了降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因、失效准则，以及一种研究材料多轴高周疲劳的新途径。关键词：航空发动机叶片高循环疲劳失效1引言航空发动机结构完整性和可靠性设计，对满足现代高性能航空发动机高推重比（高功质比）、高适用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求起着至关重要的作用。采用先进的气动设计和先进结构、新材料、新工艺是现代高性能航空发动机最重要的特征，而无论是先进的气动设计，还是先进的结构、材料和工艺，都必须建立在结构完整性和可靠性的基础上。航空发动机结构完整性和

2、可靠性方面的不足严重地制约着在研发动机的研制目标和周期。在中国航空发动机研制过程中，科研人员最深刻的体会是，相对而言实现发动机性能指标的周期要短一些，也有一些有效的办法，而大量的结构完整性和可靠性问题特别是叶片断裂故障却显著地影响着发动机的质量和设计定型的周期。导致叶片断裂失效的原因是多方面的⑴2】，根据不同的参考标准和参量，疲劳断裂二级失效模式如图1所示⑶据统计，在燃气涡轮发动机屮，由高循环疲劳引发的事故约占总事故的25%o因此，最大限度地降低航空发动机叶片髙循环疲劳失效是最现实、亟待解决的任务。根据频率疲劳断裂失效根据应力大小Tl低冏疲劳

3、斷裂-根据捉伤控制参址r应/用谕斷舉I应变応为斷裂「机檢疲劳断裂—根据腐蚀介质一x腐烛嫂劳斷裂「低淋嫂为斷裂—根据温度一槪嵌劳靳裂匚舟温玻劳斷裂厂机械诫芬斷裂一根据应力來源Tl热披播浙裂眄切型嫂劳斷製正斯型菠劳眇裂厂穿晶型般劳断製根据微观裂纹疋向T匚沿開型嫂劳斯製「拉T

4、；W听裂弯曲綬勺側裂扭传嗾芳断裂接牺岐劳斷裂r1*1格甲II匚晶格乜图1疲劳二级失效模式分类2高周疲劳失效的影响因素2.1名义应力的彫响很早的时候就确认名义应力会引起失效。125年前Wohler141发现随着名义拉应力的增加引起失效的交变应力幅将随Z减少。后来Gerber15

5、1提出抛物线关系理论，即应力幅与名义应力间存在着抛物线关系，相应于零幅值交变应力的名义应力极限等于材料的拉伸极限。Goodmen用对称交变应力和名义应力的线性关系代替抛物线关系增加了设计的安全裕度。事实上，设计中很多有疲劳极限低于此直线值，Goodmen曲线实为一种保守设计。Miller用循环应力代替但相对屈服应力对这一理论作了另一种解释。令人惊讶的是，这些理论中的关系式没有一条被试验验证。而我们却已把这些理论广泛用于工程实际，因此使用诸如Goodmen这些保守理论并非有什么不合理。还有一种情况我们引起注意，即压应力并不减少改变许用的交变载荷

6、。事实上，平均压应力常会增加疲劳强度，所以对于设计计算，疲劳强度考虑成与零平均应力的疲劳强度相一致。2.2表而光洁度疲劳裂纹主要生产在材料的口市表面，因此表面因素的性质举足轻重。经机械加工的表面特性，我们考虑以下三种因素：（1）不规则的表面划伤或表面粗糙度（2）表层中有残余应力（3）塑性变形和材料表面的微观结构1）表面粗糙度机械加工表面的粗糙度可用轮廓度计量，一般表示为偏离中心线的平均值（CLA）现在常用Ra值表示，Ra值的范围从0.25的研磨光洁度至7.5微米的车削光洁度。比较车削或者粗研与细研或抛光表血，对碳钢，表面粗糙度使疲劳强度降低大

7、约10〜25%,而对高强度钢，表面租糙度的影响更加明显。2）残余应力喷丸能够改变零件的疲劳强度已经被证实。由于它对表面光洁度影响不大，很明显喷丸的引入是增加表面残余压应力有良性作用。所以表面残余应力状态对疲劳强度有重要改善。3）犁性变形和微观结构微观结构影响材料的疲劳特性广为人知，晶粒大小的影响更为重要。然而在大型转子的制造过程中，考察材料基体是否变异的渠道少得可怜，而结构的选择考虑常常依附于从锻造到如何加工至最后形状相联系的工艺难易程度。2.3尺寸、应力梯度由于设计引起的应力集中影响尺寸影响被说成一种或多种因素，但最为人们接受的是如下观点：

8、1）应力梯度影响：很清楚对于有同样表面应力的转轴，直径大的则应力梯度小，一旦疲劳萌生于次表层的危险区域内，那么大型转轴刚处于非常高的名义应力水平，继而疲劳强度降低。这种解释适用于没有拉一压状况。2）概率影响：因为疲劳萌生于表面薄弱处而强度受表面面积影响，所以面积愈大，强度愈低。不管平板试件的疲劳强度受尺寸影响的真实情况如何，人们都相信切口平板试件的疲劳强度与尺寸关系甚为密切，小试件的最高疲劳强度趋干平板无切口试件的强度。最大试件的强度趋于深切口敏感状态的强度，即疲劳强度为。/Kt，其屮。是无切口平板的疲劳强度,Kt为应力集中系数。2.4环境影

9、响人们在许多年前就知道环境是影响金属疲劳强度的重要因素。英影响分为两类，其一是疲劳强度的变化不受材料表面严重的腐蚀影响；其二是强度变化由腐蚀或蚀点引起。第二类情况很